馬超, 司江濤, 黨亞斌

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)部, 上海 201210)

2012-05-28;

2012-09-20; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間:2012-12-11 12:17

馬超(1985-)，男，山東滕州人，助理工程師，碩士研究生，研究方向?yàn)槊裼蔑w機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)。

一種常規(guī)布局民用飛機(jī)的動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)研究

馬超, 司江濤, 黨亞斌

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)部, 上海 201210)

對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的三種獲取方法進(jìn)行了簡(jiǎn)要描述,主要是風(fēng)洞試驗(yàn)和工程估算,其次是近幾年悄然興起的數(shù)值計(jì)算。針對(duì)一種常規(guī)布局的民用飛機(jī)的全機(jī)構(gòu)型,對(duì)比分析了工程估算和風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果,包括各種姿態(tài)振蕩,分析了振幅大小、振蕩頻率和重心變化對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的影響,并分析了雷諾數(shù)效應(yīng)對(duì)非線性氣動(dòng)特性的影響。通過工程估算的方法對(duì)該飛機(jī)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)進(jìn)行了估算,采用了歐美和蘇俄兩種不同類型的方法,交叉驗(yàn)證了工程估算的精準(zhǔn)度。

動(dòng)導(dǎo)數(shù); 工程估算; 風(fēng)洞試驗(yàn); 民用飛機(jī)

0 引言

在現(xiàn)代民用飛機(jī)設(shè)計(jì)中,要綜合考慮飛機(jī)的安全性、經(jīng)濟(jì)性、舒適性和環(huán)保性。其中,安全性是飛機(jī)設(shè)計(jì)首先要保證的指標(biāo),是民機(jī)研發(fā)的重中之重。而飛機(jī)的安全性由飛機(jī)氣動(dòng)響應(yīng)的本體和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)這兩方面決定。在具體的型號(hào)設(shè)計(jì)過程中,需要對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)性能和氣動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行分析和綜合設(shè)計(jì)。這要求首先了解飛行器在定常和非定常飛行條件下的氣動(dòng)力及力矩特性。與此同時(shí),還要對(duì)飛機(jī)的穩(wěn)定性給出預(yù)判。這要求氣動(dòng)力表述形式既要給出六分量的氣動(dòng)力,還要能給出氣動(dòng)力相對(duì)各種擾動(dòng)的響應(yīng),通常用多個(gè)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)表達(dá)。其中,氣動(dòng)力和力矩關(guān)于角位移的導(dǎo)數(shù)稱為靜導(dǎo)數(shù),而氣動(dòng)力和力矩關(guān)于角速度的導(dǎo)數(shù)稱為動(dòng)導(dǎo)數(shù)。

1 動(dòng)導(dǎo)數(shù)簡(jiǎn)介

動(dòng)導(dǎo)數(shù)用來描述飛行器進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行和受到擾動(dòng)時(shí)的氣動(dòng)特性。一般來講,動(dòng)導(dǎo)數(shù)是飛行器所受的氣動(dòng)力和力矩的各個(gè)分量,對(duì)飛行器各飛行姿態(tài)參數(shù)的一階時(shí)間變化率的偏導(dǎo)數(shù),其中有阻尼導(dǎo)數(shù)、交叉導(dǎo)數(shù)、時(shí)差導(dǎo)數(shù)等。

(1)

2 動(dòng)導(dǎo)數(shù)的獲取方法

2.1 動(dòng)導(dǎo)數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)方法

2.2 動(dòng)導(dǎo)數(shù)的工程估算方法

動(dòng)導(dǎo)數(shù)的工程估算方法在國(guó)外的民機(jī)設(shè)計(jì)中一直處于主導(dǎo)地位,在國(guó)內(nèi)的航空院所中應(yīng)用也比較頻繁,對(duì)計(jì)算結(jié)果的把握更加準(zhǔn)確。本文針對(duì)同一運(yùn)輸機(jī)構(gòu)型采用兩種不同的工程估算方法進(jìn)行了計(jì)算,并和風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比,交叉驗(yàn)證了工程估算方法的精準(zhǔn)度。

在工程估算中,全機(jī)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的大小主要由機(jī)翼、機(jī)身、平尾和垂尾四部分的貢獻(xiàn)疊加而成,其他小部件的貢獻(xiàn)可以忽略。為了提高工程估算的可信度,可以用全機(jī)測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲取飛機(jī)的靜導(dǎo)數(shù),主要是機(jī)翼和平、垂尾的升力線斜率,以及機(jī)翼的升阻力曲線。這些測(cè)力數(shù)據(jù)隨馬赫數(shù)和迎角變化的準(zhǔn)確性是工程估算動(dòng)導(dǎo)數(shù)的關(guān)鍵,需要投入較大的精力。

2.3 動(dòng)導(dǎo)數(shù)的數(shù)值計(jì)算方法

3 動(dòng)導(dǎo)數(shù)的試驗(yàn)結(jié)果和計(jì)算結(jié)果分析

3.1 動(dòng)導(dǎo)數(shù)的試驗(yàn)結(jié)果

3.1.1 隨迎角的變化

圖1 Cmq隨迎角的變化

由于試驗(yàn)的雷諾數(shù)為2.3×105,僅為飛機(jī)真實(shí)雷諾數(shù)的三十分之一,其氣流分離出現(xiàn)較早。由于沒有Re=2.3×105時(shí)該型飛機(jī)的測(cè)力數(shù)據(jù),采用已有的較低雷諾數(shù)和較高雷諾數(shù)時(shí)的升力曲線進(jìn)行定性的分析(見圖2)。圖中低雷諾數(shù)比高雷諾數(shù)提前6°左右發(fā)生失速,且升力線斜率在迎角為5°時(shí)就開始有所降低。

由此可得以下結(jié)論:當(dāng)進(jìn)行雷諾數(shù)較小的動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)時(shí),為了考慮雷諾數(shù)效應(yīng),至少需要測(cè)得該試驗(yàn)條件下的縱向和橫向的測(cè)力數(shù)據(jù),以指導(dǎo)分析雷諾數(shù)的影響。

圖2 雷諾數(shù)對(duì)升力系數(shù)的影響

3.1.2 隨頻率的變化

巡航構(gòu)型下振蕩頻率對(duì)組合導(dǎo)數(shù)和Cmq的影響如圖3和圖4所示(其中V=30 m/s,A=5°)。從圖中可以看出，巡航構(gòu)型的俯仰振蕩,組合導(dǎo)數(shù)隨頻率有小幅的變化,但形態(tài)基本一致。在迎角較大時(shí),頻率影響也越大。從頻率1.5 Hz到2.0 Hz,組合導(dǎo)數(shù)呈現(xiàn)向下一定量的平移,平移幅度在5%以內(nèi)。起飛、復(fù)飛和著陸構(gòu)型的組合導(dǎo)數(shù)隨頻率的變化幅度更小。整體上,頻率對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的影響較小,且尚無準(zhǔn)確的修正方法。

圖3 振蕩頻率對(duì)組合導(dǎo)數(shù)的影響

圖4 振蕩頻率對(duì)Cmq的影響

對(duì)比圖4中分離出來的Cmq發(fā)現(xiàn),小迎角和負(fù)迎角區(qū),振蕩頻率對(duì)導(dǎo)數(shù)測(cè)量值的影響較小?？紤]相似頻率的要求,通過式(2),由飛機(jī)真實(shí)的俯仰角速度計(jì)算出一個(gè)諧波振蕩頻率f,盡量降低頻率的影響。

(2)

3.1.3 隨振幅的變化

圖5 振幅對(duì)組合導(dǎo)數(shù)的影響

3.1.4 隨重心的變化

巡航構(gòu)型下,重心對(duì)Cmq和Cnr的影響如圖6和圖7所示(其中f=2 Hz,A=5°)。

圖6 重心對(duì)Cmq的影響

圖7 重心對(duì)Cnr的影響

由圖6可知,重心位置25%cA和44%cA基本吻合,兩者和13%cA重心處差異較大,在主要的迎角區(qū)間呈現(xiàn)一定的平移。重心位置對(duì)Cnr的影響也有類似的現(xiàn)象(見圖7)。Cnr隨迎角基本維持在同一水平。重心位置25%cA和44%cA時(shí)Cnr基本重合,兩者和13%cA重心位置呈現(xiàn)一定的平移,同等現(xiàn)象在起飛和著陸構(gòu)型都有發(fā)現(xiàn)。

3.2 結(jié)果對(duì)比

目前,國(guó)內(nèi)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)的實(shí)際條件短期內(nèi)無法改變,因此本文還采用了兩種不同的工程估算方法對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)進(jìn)行了計(jì)算,目的是交叉驗(yàn)證工程估算方法的精準(zhǔn)度,指導(dǎo)對(duì)風(fēng)洞數(shù)據(jù)的應(yīng)用,最終從三種結(jié)果中綜合確定一套可用的動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)。采用的兩種工程估算方法,一種是基于歐洲國(guó)家常用的ESDU方法,另一種是前蘇聯(lián)常用的TSAGI方法[4]。通過對(duì)三種途徑獲取的動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析,本文驗(yàn)證了工程估算方法的可靠性。通過對(duì)6個(gè)核心動(dòng)導(dǎo)數(shù)的結(jié)果進(jìn)行對(duì)比可知,總體來說TSAGI方法的精準(zhǔn)度和可靠性均較高。以下數(shù)據(jù)如無特別說明均對(duì)應(yīng)飛機(jī)的巡航構(gòu)型。

3.2.1 估算值和試驗(yàn)值對(duì)比

表1 三種方法的Cmq對(duì)比

表2 三種方法的對(duì)比

表3中風(fēng)洞試驗(yàn)的Cnr隨迎角的增加基本維持同一水平,ESDU的結(jié)果隨迎角有微弱的減小。TSAGI的結(jié)果不隨迎角變化。數(shù)據(jù)變化的一致定性地說明了工程估算的合理性。其中,兩種工程估算的偏差在5%左右。風(fēng)洞試驗(yàn)和工程估算的偏差在40%左右。

表3 三種方法的Cnr對(duì)比

圖8為三種方法的Clp隨迎角變化的對(duì)比曲線。由圖可知，α=0°～6°的結(jié)果差不多,其中TSAGI和風(fēng)洞試驗(yàn)在趨勢(shì)上具有一致性。

圖8 三種方法的Clp隨迎角變化曲線

3.2.2 估算值和參考值對(duì)比

因?yàn)槟壳爸贿M(jìn)行了低速動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn),所以動(dòng)導(dǎo)數(shù)隨馬赫數(shù)的變化只能通過工程估算給出。根據(jù)已有的某型常規(guī)布局民機(jī)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)資料,類比兩種工程估算的動(dòng)導(dǎo)數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律,給出定性的判斷。以下數(shù)據(jù)均是對(duì)應(yīng)巡航構(gòu)型、迎角為0°時(shí)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)。圖9為Cmq隨馬赫數(shù)的變化曲線。

圖9 Cmq隨馬赫數(shù)的變化曲線

由圖可知,TSAGI和ESDU的結(jié)果在數(shù)值上相對(duì)接近,TSAGI，ESDU和資料值的形態(tài)比較一致。這一點(diǎn)再次驗(yàn)證了工程估算方法的合理性。對(duì)其他導(dǎo)數(shù)的研究表明,Cnp不隨馬赫數(shù)變化,Cnr隨馬赫數(shù)變化較小,其它導(dǎo)數(shù)TSAGI的預(yù)測(cè)值均和資料值在形態(tài)上保持一致。

4 結(jié)論

通過本文的仿真研究,可得出如下結(jié)論:

(1)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)的結(jié)果包含了雷諾數(shù)過小、支架干擾、洞壁干擾、扇風(fēng)效應(yīng)、諧波振蕩的頻率和振幅等因素的影響,其測(cè)量數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度和穩(wěn)定性均較差,可減少或取消動(dòng)導(dǎo)數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)。

(2)ESDU和TSAGI兩種工程估算方法對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的估算基本一致,和動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)以及已有的某型飛機(jī)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)資料在規(guī)律上有良好的類比性,驗(yàn)證了工程估算方法對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算的可靠性和精準(zhǔn)性。

(3)隨著電傳飛控和主動(dòng)控制技術(shù)在當(dāng)代民機(jī)設(shè)計(jì)中的廣泛應(yīng)用,控制律的設(shè)計(jì)越發(fā)重要,它需要更加完整的動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)作為支撐,對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的獲取手段提出了更高的要求,今后必須對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行深入研究,使其早日達(dá)到工程上的使用要求。

[1] 李周復(fù).風(fēng)洞特種試驗(yàn)技術(shù)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2010:208.

[2] James De Spirito,Sidra I Silton,Paul Weinacht. Navier-Stokes predictions of dynamic stability derivatives:evaluation of steady-state methods[R].AIAA-2008-214,2008.

[3] Bandu N Pamadi.Performance,stability,dynamics, and control of airplanes[M].Second edition.USA:American Institute of Aeronautics and Astronautics,2003:397.

[4] Bruno Mialon,Alex Khrabrov,Saloua Ben Khelil,et al.Validation of numerical prediction of dynamic derivatives: the DLR-F12 and the transcruiser test cases[J].Progress in Aerospace Sciences,2011,47(8):674-694.

Dynamicderivativesinvestigationofaconventionalconfigurationciviltransportaircraft

MA Chao, SI Jiang-tao, DANG Ya-bin

(General Design and Aerodynamic Department, Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

This paper describes three sources of approaches dealing with the determination of dynamic derivatives, mainly wind tunnel experiment and engineering estimation, especially the more and more popular computational fluid dynamics methods. Focused on a conventional configuration civil transport aircraft, this paper documents the dynamic derivatives due to the wind tunnel test and engineering estimation, introduces the test principle for wind tunnel test of dynamic derivatives. After analysis of the Reynolds effect, this paper also calculates the derivatives with two different estimation methods, respectively representng the Russian and European methodologies, cross-verifies the accuracy and reliability of estimation methods.

dynamic derivatives; engineering estimation; wind tunnel test; civil aircraft

V211.4

A

1002-0853(2013)01-0075-05

(編輯：方春玲)